(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
公差を有する接合部材の接合に際し、乗り物構造体において接着剤を塗布するための方法であって、
前記接合部材（１、７）の幾何データを自動的に検出する工程と、
検出された前記幾何データから前記接合部材（１、７）の接合ギャップ寸法を検出する工程と、
前記接合ギャップ寸法に基づいて塗布されるべき前記接着剤の量を決定する工程と、
前記接合部材（１、７）をその接合位置で接合する工程と、
前記接合部材（１、７）の接合中に、前記接着剤を接合ギャップに塗布する工程とを備え、
前記接着剤は前記接合部材（１、７）が仮のギャップ位置に位置された状態で前記接合ギャップに塗布され、前記接合部材（１、７）は前記接着剤の塗布中に最終接合位置に位置されることを特徴とする方法。
【請求項２】
前記接着剤は、前記接合部材（１、７）の塗布開口部（１５）を通じて、結合ギャップ及び／又は前記接合ギャップに外側から塗布されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記接合ギャップに塗布された前記接着剤が漏れることを防ぐために、前記接合ギャップは外側の又は表面の端の規制部材を有することを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
前記接合部材（１、７）が互いに接合される前に、前記接合ギャップの接合面が自動前処理を受けることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の方法。
【請求項５】
前記接合部材（１、７）は、胴体構造体を形成するための、胴体部分（１）と構造コンポーネント（７）とによって形成されることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の方法。
【請求項６】
前記接着剤は、前記接合部材の接合ギャップ中に分散して前記接合ギャップを充填可能とされていることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の方法。
【請求項７】
請求項１から請求項６のいずれか一項に係る方法を実行するための装置であって、
第１接合部材（１）を受け取るためのコンポーネント台を有するコンポーネントキャリア（２）と、
少なくとも一つの統合ツール（６）を受け取るための中央キャリア（３）と、
前記第１接合部材（１）に導入されるべき他の接合部材（７）を受け取り且つ導くための統合ツール（６）と、
前記接合部材（１、７）の幾何データを検出し、且つ前記接合ギャップを算定するための測定システムと、
前記接着剤を塗布するための少なくとも一つのモジュラーツール（９、１０）と、
当該装置を制御するための制御システムとを備える装置。
【請求項８】
表面処理のための、及び／又は表面モニタリングのための、及び／又は前記接着剤を硬化するための他のモジュラーツール（１３）を備えることを特徴とする請求項７に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、請求項１の前文に係る方法であって、乗り物構造体、特に大型航空機のための航空機胴体の構造体において公差に応じて接着剤を塗布するための方法、及び請求項９の前文に係る、対応する装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、現代の軽量構造体は、船、航空機、車又は鉄道車両にかかわらず乗り物の構造体に、かなりの変化をもたらした。そのため、適切な材料を使用することによって、コストを削減しながら同時に重量、安全性、及び快適性を改善させることができる。適切な材料を使用することに加えて、現代の接着技術をうまく使用することによって、この進歩が成し遂げられている。この接着技術には、リベット留め、ねじ留め、スポット溶接のような従来の接合技術を組み合わせることが可能となっている。
【０００３】
一方、接着技術はまたその方法を航空機構造体に利用されている。そして、大型航空機の胴体は、シェル構造において実質的に手作業で接合される。対応する大型装置において、航空機の胴体は、部分的に機械化され且つ一部手作業の組立工程で、外装部材で閉じられる前に、梁、形成体、乗客及び貨物用床、ドア、貨物ドアの枠組、及びウィンドウフレームを装着される。
【０００４】
構造連結体は、リベット留めによって、又はリベット結合と呼ばれる、リベット留めと接着結合との組み合わせによって接合される。パネル、胴体部分、及び挿入されるコンポーネントは、リベット留め、リキッドシム材によって相互に接続される。リキッドシム材は、接合前に行われるリベット留め中に接合部間に残る、わずかに不規則なギャップを満たす。前記シム材は、一般的に２液形エポキシ樹脂である。この２液形エポキシ樹脂は、室温では、約２、３分でギャップを満たし、８時間で硬化する。
【０００５】
より大型のギャップは、繊維複合材料からなるソリッドシムを用いて、手作業の時間のかかる方法で補償される。また、リキッド及びソリッドシム材の組み合わせが使用されることもある。全体的に、前記シム材の処理は実質的に手作業で行われ、非常に時間のかかるものとなっている。その理由は、特に、ギャップ寸法を測定するために前記接合部材を一時的に接合し、それから再び互いに離れるように動かすことにある。
【０００６】
シェル構造の大型航空機構造体例は、ＤＥ  １０  ２００７  ０６１  ４２９  Ａ１から得ることができる。航空機の胴体構造は、このＤＥ  １０  ２００７  ０６１  ４２９  Ａ１によって公知となっている。この場合、胴体構造は、外装部材と、この外装部材に接続される梁及び形成体のような構造コンポーネントと、内側ライニングとを有する。前記構造コンポーネントが、前記外装部材に接着結合され、リベットで留められ、及び／又は溶接され、前記内側ライニングと前記外装部材と前記構造コンポーネントとが搬送連結体を形成する。この場合、前記内側ライニングは、また、接着接合箇所によって前記構造コンポーネント及び/又は前記外装部材に接続され得る。
【０００７】
今までのところ航空分野で使用されてきた接着システムと接着技術では、前記胴体と取り付けられたコンポーネントとの接着による接合を迅速且つ自動的に行うことができず、またソリッドシムを追加せずには２ｍｍ以上の公差を補償することができない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】ＤＥ  １０  ２００７  ０６１  ４２９  Ａ１
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明の目的は、乗り物構造体、特に航空機胴体の構造体における大型構造物の組み立てにおいて適用される接着剤の塗布方法及び対応する装置であって、より大きな生産性が達成されるように手作業での生産を可及的に回避することができる方法及び対応する装置を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
前記目的は、請求項１の特徴を有する方法によって、また請求項７の特徴を有する装置によって達成される。本発明の好ましい実施形態は、従属項の主題である。
【００１１】
公差を有する接合部材の接合に際し、乗り物構造体において接着剤を塗布するための発明に係る方法は、
前記接合部材の幾何データを自動的に検出する工程と、
検出された前記幾何データから前記接合部材の接合ギャップ寸法を検出する工程と、
前記接合部材をその接合位置で接合する工程と、
前記接合部材の接合中に、接着剤を接合ギャップに塗布する工程とを備え、
前記接着剤は前記接合部材が仮のギャップ位置に位置された状態で前記接合ギャップに塗布され、前記接合部材は前記接着剤の塗布中に最終接合位置に位置される。
【００１２】
航空機構造体において、胴体部材及び胴体部分のような接合部材と、取り付けられるべきコンポーネントとは、公差を有する。前記接合部材の形状寸法は現代の測定方法によって検出することができ、接着接合のための前記ギャップ寸法は検出されたデジタルデータから十分正確に測定することができる。前記接合部材が仮のギャップ位置に位置された際に前記接着剤の前記接合ギャップへの塗布が開始され、前記接合部材の接合中に、接着剤を前記接合ギャップに塗布することによって、前記接合部材を自動的に結合することができる。さらに、前記ギャップ寸法を測定するために前記接合部材を一時的に接合することが省かれるので、高い生産率が得られる。
【００１３】
好ましくは、塗布されるべき接着剤の量は、前記接合ギャップ寸法に基づいて決定される。こうして、接着接合が望ましい安定状態のために十分なものとなり、接着剤が経済的に使用されることになる。
【００１４】
接着剤は分散し、一部の接合箇所又は全接合箇所を満たす。接着剤のこの目的に必要な流動性は、その構成、重力、遠心力、磁場及び／若しくは電場、接合箇所の低圧、前記接合部材の温度制御、並びに／又は接着剤若しくは言及されたパラメータの組み合わせによって達成することができる。こうして、必要な接着剤が最終接合ギャップに塗布され、例えば接着剤の即硬化が他の手段によって開始され得る。
【００１５】
前述の通り、前記接合部材の最終接合位置からの距離が所定値未満であるときに、前記接合ギャップへの接着剤の塗布が開始される。仮のギャップ位置で接着剤の塗布を開始して、接着剤を塗布する間に前記接合部材を最終接合位置へ移動させる。かかる構成は時間の節約に関係しており、前記方法の効率が向上する。
【００１６】
前述の通り、接着剤のこの目的に必要な流動性は、その構成、重力、遠心力、磁場及び／若しくは電場、接合箇所の低圧、前記接合部材の温度制御、並びに／又は接着剤若しくは言及されたパラメータの組み合わせによって達成され得る。
【００１７】
好ましくは、接着剤は、一つ又は両方の前記接合部材の塗布開口部を通じて、結合ギャップ及び／又は前記接合ギャップに外側から塗布される。
【００１８】
より好ましくは、前記接合ギャップに塗布される接着剤が漏れることを防ぐために、前記接合ギャップは外側の又は表面の端の規制部材を備え得る。その結果、接着剤が前記結合ギャップから規制されずに漏れることが回避される。これらの規制部材は、硬化後に結合された接合箇所に残すことができ、又は結合された接合箇所がいったん十分な機械的安定性を得さえすれば取り除くことができる。前記部材を残す場合、それらを別の接着剤で構成することができる。この別の接着剤は、前記接合部材が前記最終接合位置に移動させられる前の時点、間の時点、又はそうされた後の時点で、接着面の一つ又は両方に塗布され得る。この別の接着剤は、前記接合ギャップに塗布された接着剤と一緒に、又はそれとは別に硬化され得る。前記規制部材が取り除かれる場合には、例えば使用される材料又はラミネート・フィルムによって得ることができる非接着面を当該規制部材は備え得る。
【００１９】
好ましくは、前記接合部材が互いに接合される前に、前記接合ギャップ又は接合箇所の接合面が自動前処理を受け、接着に関する当該接合面の質が測定される。最適な結合結果は、このようにして得られる。
【００２０】
特に、航空機構造体において、前記接合部材は、胴体構造を構成するための、胴体部分と形成体や梁などのような構造コンポーネントとによって形成される。
【００２１】
前述の方法を実行するための発明に係る装置は、
第１接合部材を受け取るためのコンポーネント台を有するコンポーネントキャリアと、
少なくとも一つの統合ツールを受け取るための中央キャリアと、
前記第１接合部材に導入されるべき他の接合部材を受け取り且つ導くための統合ツールと、
前記接合部材の幾何データを検出し、且つ前記接合ギャップを算定するための測定システムと、
接着剤を塗布するための少なくとも一つの塗布ツールと、
当該装置を制御するための制御システムとを備える。
【００２２】
好ましくは、前記装置は、表面処理のための、及び／又は表面モニタリングのための、及び／又は接着剤を硬化するための他のツールを備える。この場合、前記コンポーネントキャリア上に配置された前記第１接合部材を処理及び／又は測定可能とするために、他のツールが前記中央キャリア上で受け取られるように設計される一方、個々のツールは取り付けられるべきコンポーネントを処理するために使用され得る。これらのツールは、要件に応じて、対応する空間自由度を有するロボットとして設計され得る。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】中央キャリアを介して案内される形成体を取り付けるためのツールを備える発明に係る装置の第１の斜視図。
【図２】さらなるツールを備えた前記装置の第２の斜視図。
【図３】図１に係る前記装置の詳細を示す図。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
本発明の好ましい実施形態を、図面を参照しながら説明する。
【００２５】
図１は、中央キャリア原理に基づく胴体部分の構造体を完成させるための発明に係る装置の概略図である。前記装置は、取り付けられた前記胴体部分において形成体、乗客及び貨物用の床、ドア、貨物ドアフレーム、及びウィンドウフレームを主に並列して取り付けるための便利な技術及びシステムを有する。胴体部分１は、可動コンポーネントキャリア２上に載置されている。前記コンポーネントキャリア２は、形と位置（図示せず）を修正するための、自動化されたコンポーネント台及びシステムを有する。中央キャリア３は、堅く且つ低くすることができる支柱４、５によって、それぞれの側で支持されている。前記中央キャリア３は、前記胴体部分１が取り付けられている状態において、当該胴体部分１の内側に延びる。
【００２６】
取付作業に応じて、異なる統合ツール６が前記中央キャリア３上で案内される。前記中央キャリア３は堅く且つ低くすることができる前記支柱４、５によって支持される。前記中央キャリア３の長さは、例えば約２２ｍの場合もある。前記中央キャリア３は、図１に示される円筒形の前記胴体部分１を前記装置内に移動させるために伸縮自在に引っ込めることができる。前記胴体部分１は、前記可動コンポーネントキャリア２上にある前記装置内に移動させられる。前記コンポーネントキャリア２は、前記胴体部分１の位置を修正する機能を有するとともに、前記胴体部分１の形状を固定し且つ任意的に修正し得る引張装置を有している。前記胴体部分１がいったん導入されさえすれば、前記中央キャリア３は後側の前記支柱５に向かって引っ込めることができる。そして、それぞれ必要な前記統合ツール６が取り付けられる。この統合ツール６は、前記システムの外側で前もって取り付けられ、この例では取り付けられるべき形成体７を装着される。
【００２７】
組立ステップの高いレベルでの並列化を達成するために、工程ステップごと及びツールごとにできるだけ多くの前記コンポーネントが同時に取り付けられる。
【００２８】
導入されるべき前記コンポーネントを装着される前記統合ツール６は、案内手段としての前記中央キャリア３を介して前記胴体部分１内に動かされ、前フランジ面８があとでゼロ基準点を表すように、スペースにおいて自体の位置を光学的に定める。
【００２９】
そして、取り付けられるべき前記コンポーネント、この場合には前記形成体７は、前記統合ツール６の折曲げ、打込み、又は半径方向における拡張処理によって、それらの正確な接合位置に同時に移動させられる。可能な組み合わせとしては、例えば前記形成体７と床（図示せず）を同時に導入することがある。
【００３０】
前記装置は、エンドエフェクタとして知られるモジュラーツール９、１０、１１をさらに有する。前記モジュラーツール９、１０、１１は、レールシステム１２上に移動可能に配置される。前記モジュラーツール９、１０、１１は、表面処理、表面モニタリング、接着剤の塗布のために、また接着剤の硬化のために使用される。そして、これらのタスクのために、前記装置は対応するツールを装着され得る。この対応する装備は自動的に作動する。
【００３１】
図２は、モジュラーツール１３が前記中央キャリア３上に配置されている状態の図１の前記装置を示す。このツールは、最適な結合結果を得るために前記胴体部分１の接合面を自動的に処理するために使用される。また、前記モジュラーツール１３は、接着に関する前処理された接合面の質について当該接合面を評価するために使用される。前記モジュラーツール１３は、接合面を前処理し且つ評価するために前記胴体部分１内に動かされる。
【００３２】
前述のように、接合に関するアプローチは接着結合技術の使用に基づくものであり、このアプローチでは追加のリベット締めが固定のために使用されることはない。リベットが選択位置で必要とされるなら、これらのリベットはあとで別のシステムにおいて導入される。そして、組み立て中の接着結合の作用としては、導入された前記コンポーネントを速やかに固定すること、及び、前記胴体の内側表面における公差を補償することがある。この公差は、生産技術に応じて、強度を変化させる公差になり得る。
【００３３】
航空用途のためのＣＦＲＰ構造接着剤に置かれた基本要件は、補償及び密封作用の達成に加えて、良好な処理性を含む。この良好な処理性は、特に、硬化した接合箇所に一連の作業工程において緩みが生じないように、長いオープンタイム及び組立互換性のあるレオロジー、速硬化及び高耐圧によって定義される。
【００３４】
したがって、前記胴体の接合表面、及び典型的な前記形成体のような前記コンポーネント上の接合表面は、この場合には前記ツール１３によって、まず自動的に前処理され、次に接着に関する当該接合表面の質について自動モニタリング方法によって検査される。その結果、手作業での実行に比べて、必要な前処理時間は十分に改善された再現性でかなり短縮される。
【００３５】
図３は、前記モジュラーツール９、１０による前記形成体７の予備表面処理の工程を示す。この場合、前記形成体７は図式的に示されたレシーバ１４上に配置される。予備表面処理のあとに、取り付けられた前記形成体とともに前記統合ツール６が前記胴体部分１内に移動させられ、前記形成体７が前記統合ツール６のレシーバ１４によって接合位置に自動的に移動させられる。そして、前記胴体構造体に配置された塗布開口部１５を介して、接着剤がそれぞれの接合ギャップに導入される。
【符号の説明】
【００３６】
１          胴体部分
２          コンポーネントキャリア
３          中央キャリア
４          前側の支柱
５          後側の支柱
６          統合ツール
７          形成体
８          形成体のフランジ面
９          モジュラーツール
１０        モジュラーツール
１１        モジュラーツール
１２        レールシステム
１３        モジュラーツール
１４        レシーバ
１５        塗布開口部
【図１】
0005373179.tif 000002
【図２】
0005373179.tif 000003
【図３】
0005373179.tif 000004